Конструктивно-компоновочная схема ступени s-ivb

Ступень S-IVB фирмы McDonnell Douglas Astronaut (США) предназначена для завершения вывода корабля Apollo на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Длина ступени 17,8 м, диаметр 6,61 м, ступень снабжена одним ЖРД J-2, закрепленным в кардановом подвесе, вес топлива 104,5 т, соотношение окислителя и горючего 5 : 1.

S-IVB состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Водородный и кислородный баки имеют общее днище, конструкция которого аналогична общему днищу баков второй ступени. Материал баков алюминиевый сплав 2914-Т6. После сборки водородный бак проходит гидравлические контрольные испытания и покрывается внутренней теплоизоляцией.

Силовая установка S-IVB имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые циркуляционными насосами подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их, проходят через открытый в это время перепускной клапан и поступают снова в баки..

Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий редуцируется до 28 ат и нагревается в теплообменнике ЖРД J-2. Давление в баке регулируется реле давления и поддерживается в пределах 2,6—2,8 ат. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя—газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки ЖРД J-2. В баке поддерживается давление наддува 1,9—2,2 ат.

Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым вычислительным устройством, которое вырабатывает команды для клапана регулирования подачи окислителя. С изменением уровня топлива в баках меняется электрическая емкость датчиков. Система обеспечивает весовое соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.

Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными ЖРД, расположенными на нижнем переходнике. ЖРД работают на монометилгидразине и четырехокиси азота и развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в импульсном режиме с продолжительностью импульса до 30 мсек. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от S-II. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды: после отделения S-II от S-IVB перед первым включением ЖРД J-2 и второй раз двигатель сообщает ускорение третьей ступени для осадки топлива в баке перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне.

ЖРД J-2 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne.

Двигатель J-2, работающий на жидком кислороде и жидком водороде используется на второй и третьей ступенях ракеты-носителя Saturn V.

ЖРД J-2 имеет следующие технические характеристики:

Тяга (в пустоте), т	104
Удельный импульс, сек	430
Продолжительность работы (номин.), сек	500
Расход кислорода, кг/сек	212
Расход водорода, кг/сек	38,4
Соотношение компонентов смеси, (O2/H2)	5,5±2%:1
Номинальное давление в камере сгорания, ат	54,4
Степень расширения сопла	27,5
Длина, м	3,38
Ширина, м	2,05
Вес (сухой), кг	1590

 

При изменении соотношения компонентов рабочей смеси в пределах от 5,5 до 4,5 тяга увеличивается на 25%. В полете двигатель допускает повторный запуск.

Система подачи компонентов рабочей смеси основана на использовании двух ТНА (рис. 5).

С хема с двумя ТНА дает возможность обеспечить работу обоих насосов на оптимальных оборотах без применения редукторов. Осевой 7-ступенчатый насос горючего имеет номинальную мощность 6000 квт, создает давление 78 ат при 27 260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 квт создает давление 64 ат при 8000 об/мин. Горячий газ генератора поступает сначала на турбину насоса горючего, а затем на турбину насоса окислителя. Последовательный проход газа через две турбины обеспечивает оптимальные характеристики турбин и позволяет легко регулировать соотношение компонентов рабочей смеси в камере сгорания. На двигателе имеется пусковой бачок с гелием для срабатывания пусковых клапанов и герметичный блок с пусковым программным механизмом. Запуск ЖРД начинается раскруткой турбин от пускового бачка с газообразным водородом. Для обеспечения повторного запуска, во время работы двигателя бачок наполняется сжатым водородом, отбираемым из рубашки камеры сгорания.

Рис. 5 Схема ЖРД J-2

Камера сгорания ЖРД выполнена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,3 мм. Трубки уложены по поверхности камеры, спаяны бронзой и образуют единую конструкцию. Для регенеративного охлаждения камеры используется горючее. Оно подается в трубопроводы под давлением 68 ат, проходит половину пути по 180 трубкам вниз, затем поднимается вверх по 360 трубкам, обеспечивая эффективное охлаждение. Колпак и распылительная головка расположены в верхней части камеры сгорания. Через колпак подается жидкий кислород. Одновременно колпак используется для крепления подшипника карданного подвеса и системы зажигания. Распылительная головка имеет полые стойки для подвода окислителя и расположенные под ними резьбовые топливные сопла. Каждое топливное сопло впрессовано в стенку распылительной головки. Жидкий кислород поступает по трубопроводу и впрыскивается через полые стойки в зону воспламенения камеры сгорания. Водород по трубопроводу подводится в камеру сгорания и впрыскивается через топливные сопла, расположенные концентрически с соплами окислителя.

Система зажигания воспламеняет впрыскиваемое в камеру топливо с помощью двух запальных свечей, расположенных сбоку камеры воспламенения. Система работает непрерывно во время запуска, снабжена индикатором, не требует охлаждения и допускает многократное зажигание.

Главный кислородный и водородный клапаны управляют расходом окислителя и горючего, поступающего в камеру сгорания. Клапаны поджаты пружинами в закрытом состоянии и имеют пневматические устройства, открывающие их при запуске двигателя.

Перепускные клапаны установлены в кислородной и водородной магистралях, поджаты пружинами в открытом состоянии и под давлением закрываются. Клапаны обеспечивают циркуляцию топлива в трубопроводах и агрегатах для создания рабочей температуры перед запуском двигателя. Во время работы двигателя клапаны закрыты.

Теплообменник, установленный в выхлопном трубопроводе между кислородным ТНА и камерой сгорания нагревает гелий и жидкий кислород, используемые для наддува кислородного бака.